大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计

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1、第39卷第4期2013年8月航空发动机AeroengineVoL39No．4Aug．2013大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计陈云，王雷，王刚(中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015)摘要：基于大涵道比航空发动机多级低压涡轮设计研究，分析了大涵道比发动机多级低压涡轮气动设计特点和主要设计参数的设计选取原则以及发展趋势，研究了过渡流道设计参数的选取标准、过渡流道优化设计方法以及对多级低压涡轮子午流道设计与功率分配方法，综合分析了多级低压涡轮功率分配需要考虑的各项因素，并探讨了高升力涡轮叶型设计方法。研究表明：过渡流道方案设计可以采用长高比及当量扩张角作为初步选取标准；多级低

2、压涡轮功率分配要综合考虑不同工况性能及气动设计参数；完成设计的大转折角后加载叶型能够有效地控制涡轮叶栅内的流动损失。关键词：大涵道比；低压涡轮；气动设计；高负荷；过渡流道；航空发动机陈云(1982)，男，硕士，工程师，主要从事叶轮机械气动设计工作。AerodynamicDesignofMultistageLowPressureTurbineforHigh收稿日期：2012-07—11BypassRatioAeroengineCHENYun，WANGLei，WANGGang(AVICShenyangEngineDesignandR．esearchInstitute，Shenyang

3、110015，China)Abstract：Theaerodynamicdesigncharactersities，designselectioncriterionofmainparametersanddevelopmenttrendsofthehishbypassratioaeroenginemultistagelowPressureTurbine(Lt'19wereanalyzedbasedontheinvestigationofthehiIghbypassratioaeroenginemultistage叭Theselectioncriterionandoptimizati

4、ondesignmethodofinterturbineductdesignparameter,themeridionalchanneldesignandpowerdistributionmethodsofLPTwereinvestigated．Thepowerdistributionofeachstagewereanalyzedcomprehensivelyandthedesignmethodsofhishliftturbineairfoilweredicussed．TheresultshowsthattheinterturbineductdesignCalluseaspect

5、ratioandequivalentexpansionansleasapreliminaryselectioncriteria．Thedifferentconditionperformanceandaerodynamicdesignparametersareconsideredforthemultistageturbinepowerdistribution．Thedesignoflargeturningansleloadedturbineairfoilcaneffectivelycontroltheflowlossinturbinecascade．Keywords：hi【ghby

6、passratio；LPT；aerodynamicdesign；highload；inter-turbineduct；aeroengineO引言随着发动机涵道比的提高，作为关键部件的多级低压涡轮对整机性能指标的影响愈加明显。国外研究表明，在11km高空巡航时，低压涡轮部件效率增加l％可导致耗油率下降0．9q沙I。同时，发动机受风扇结构强度及噪声水平限制，低压涡轮转速相对较低(不包括采用齿轮驱动风扇结构形式)，为了提供足够的功率需要采用级数较多(4—7级)、外径较大(I>500mm)的低压涡轮，这将导致低压涡轮质量增加，通常大涵道比发动机低压涡轮占整个发动机质量的20％2趸以上％在

7、其设计中，应用3维定常及非定常精细数值模拟技术，使低压涡轮效率达到了较高的水平(0．91以上)。当前，国外在进行关键技术的研究中，除了将高效率作为低压涡轮的设计目标外，还兼顾低成本、轻质量设计，在气动设计中，通过采取有效的设计方法，减少涡轮级数与叶片数，降低涡轮的加工和维护成本，以提高发动机的市场竞争力【11。本文以大涵道比发动机多级低压涡轮为研究对象，对高效过渡流道设计、高负荷涡轮功率分配、高升力涡轮叶型设计等关键技术进行研究，分析了大涵道比发动机多级低压涡轮的设计特点及主要设